在《大國鯤鵬》中有一段大運(yùn)全機(jī)破壞試驗(yàn)的記錄，當(dāng)大運(yùn)全機(jī)強(qiáng)度試驗(yàn)宏偉壯觀的現(xiàn)場第一次呈現(xiàn)在了世人面前，尤其當(dāng)試驗(yàn)不斷加載，飛機(jī)翼尖變形達(dá)到了令人不可思議的3.45米，這一壯觀、罕見的畫面在社會上引起了廣泛熱議。而全機(jī)破壞試驗(yàn)就屬于我們今天所要了解的航空強(qiáng)度“積木式”驗(yàn)證體系中的全機(jī)級試驗(yàn)。

按照航空強(qiáng)度“積木式”驗(yàn)證體系，大運(yùn)在試制階段安排了三項(xiàng)全機(jī)驗(yàn)證試驗(yàn)——靜力、耐久性/損傷容限和地面振動。

由于大運(yùn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)具有外形尺寸大（翼展達(dá)50米）、噸位大（起飛重量近200噸）、技術(shù)新（新材料、新結(jié)構(gòu)、新工藝應(yīng)用多）、結(jié)構(gòu)復(fù)雜（機(jī)身大開口、多輪多支柱起落架）等特點(diǎn)，給全機(jī)強(qiáng)度試驗(yàn)在試驗(yàn)技術(shù)和試驗(yàn)?zāi)芰Φ确矫娑继岢隽诵碌奶魬?zhàn)。

全機(jī)靜力試驗(yàn)

大運(yùn)全機(jī)靜力試驗(yàn)?zāi)康氖球?yàn)證飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度是否滿足型號設(shè)計規(guī)范的要求，驗(yàn)證強(qiáng)度、剛度計算方法的合理性及檢驗(yàn)制造工藝可靠性，確定結(jié)構(gòu)的承載能力，為后續(xù)結(jié)構(gòu)完善和改型提供試驗(yàn)依據(jù)。

大運(yùn)全機(jī)靜力試驗(yàn)分為首飛前、首飛后第一階段和次承力部件三個階段進(jìn)行。從2012年5月至2018年6月，歷時六年完成了全部靜力試驗(yàn)項(xiàng)目。

全機(jī)靜力首飛前試驗(yàn)

大運(yùn)研制進(jìn)度緊湊，試驗(yàn)周期異常緊張，而全機(jī)靜力首飛前試驗(yàn)更是決戰(zhàn)首飛的關(guān)鍵戰(zhàn)場之一。

面對試驗(yàn)規(guī)模大、難度高、進(jìn)度緊等困難，試驗(yàn)全線高度重視、周密規(guī)劃，提前開展了大量的試驗(yàn)技術(shù)攻關(guān)和驗(yàn)證工作，先期即完成了包括機(jī)翼大變形加載及測量技術(shù)、大容積氣密艙快速充卸壓試驗(yàn)技術(shù)、貨艙地板試驗(yàn)加載技術(shù)、多輪多支柱起落架支持與加載技術(shù)、一體化整體加載框架設(shè)計技術(shù)、超大規(guī)模試驗(yàn)系統(tǒng)可靠增長技術(shù)、海量測試數(shù)據(jù)管理技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)工作。通過這些試驗(yàn)關(guān)鍵技術(shù)研究和驗(yàn)證，化解了試驗(yàn)技術(shù)風(fēng)險，為首飛前及后續(xù)試驗(yàn)奠定了堅實(shí)的技術(shù)基礎(chǔ)，確保了試驗(yàn)順利進(jìn)行。

首飛前試驗(yàn)包括部件及全機(jī)嚴(yán)重工況限制載荷試驗(yàn)、起落架連接區(qū)及發(fā)動機(jī)吊掛高載試驗(yàn)、操縱系統(tǒng)極限載荷試驗(yàn)、活動翼面功能檢查試驗(yàn)等，共計13項(xiàng)70個工況。該階段試驗(yàn)驗(yàn)證是確保首飛安全必須進(jìn)行的項(xiàng)目，完成后可進(jìn)行首飛和后續(xù)試飛。

從2012年5月12日試驗(yàn)機(jī)運(yùn)抵強(qiáng)度所開始，試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)歷經(jīng)200多個日日夜夜，攻克了一個個試驗(yàn)難關(guān)，于2012年12月27日高質(zhì)量地完成了首飛前全部試驗(yàn)項(xiàng)目，為飛機(jī)首飛發(fā)出了第一張結(jié)構(gòu)強(qiáng)度通行證。

全機(jī)靜力首飛后第一階段試驗(yàn)

首飛后第一階段試驗(yàn)項(xiàng)目主要包括全機(jī)研究性限制載荷試驗(yàn)、全機(jī)嚴(yán)重工況極限載荷試驗(yàn)、部件高載試驗(yàn)等，共計18項(xiàng)46個工況。該階段試驗(yàn)可為小批量生產(chǎn)決策提供試驗(yàn)依據(jù)。與首飛前相比，試驗(yàn)難度更大、風(fēng)險更高、周期更緊。

機(jī)身氣密強(qiáng)度試驗(yàn)90%極限載荷試驗(yàn)是首飛后風(fēng)險較高的試驗(yàn)項(xiàng)目。飛機(jī)充氣體積大，充氣載荷大、近1.2個大氣壓。為了保證安全，試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)詳盡分析了試驗(yàn)風(fēng)險，采取了包括多臺大流量充氣臺并聯(lián)使用、多測點(diǎn)測壓、輕型泡沫填充、多重安全防護(hù)等多項(xiàng)技術(shù)和安全措施，于2014年9月9日順利完成了該試驗(yàn)項(xiàng)目。

全機(jī)破壞試驗(yàn)是該階段最后一項(xiàng)試驗(yàn)，試驗(yàn)工況為穩(wěn)定俯仰2.5g，試驗(yàn)載荷為120%極限載荷。試驗(yàn)共設(shè)置了194個加載點(diǎn)、應(yīng)變測量13592片、位移測量點(diǎn)242個。該試驗(yàn)是國內(nèi)規(guī)模最大、載荷最大、變形最大、測量數(shù)據(jù)量最大的同類型試驗(yàn)，并可能總體破壞，面臨著巨大的試驗(yàn)風(fēng)險。

針對試驗(yàn)風(fēng)險，試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)?wèi)?yīng)用“大型飛機(jī)全機(jī)靜強(qiáng)度試驗(yàn)可靠性增長技術(shù)”，對試驗(yàn)設(shè)計、準(zhǔn)備和實(shí)施等環(huán)節(jié)的可靠性問題進(jìn)行了分析和梳理，并采取了多項(xiàng)技術(shù)和管理措施，確保了試驗(yàn)的一次成功。

2014年9月29日，穩(wěn)定俯仰2.5g試驗(yàn)正式進(jìn)行，當(dāng)加載到110%極限載荷、翼尖變形3.45米時，飛機(jī)結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞，試驗(yàn)取得圓滿成功。通過全機(jī)破壞試驗(yàn)，摸清了大運(yùn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，確定了結(jié)構(gòu)的承載能力，為后續(xù)結(jié)構(gòu)完善和改型提供了試驗(yàn)依據(jù)，其重要意義不亞于首飛成功。

大運(yùn)全機(jī)破壞試驗(yàn)

次承力部件靜力試驗(yàn)

大運(yùn)次承力部件試驗(yàn)共規(guī)劃19個項(xiàng)目，76個工況。經(jīng)過全機(jī)破壞試驗(yàn)，飛機(jī)結(jié)構(gòu)出現(xiàn)大范圍破壞，修復(fù)工作到2015年10月31日完成，接著開始了第二階段次承力部件靜力試驗(yàn)。

雖然該階段主要考核次承力部件，但部分試驗(yàn)項(xiàng)目工況載荷形式更加復(fù)雜，試驗(yàn)加載空間更加狹小，試驗(yàn)件狀態(tài)變化較多且易出現(xiàn)損傷，試驗(yàn)件換裝、改裝、設(shè)計周期長等，給試驗(yàn)設(shè)計和實(shí)施工作帶來很多困難和風(fēng)險。

為解決試驗(yàn)過程中遇到的難題，試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)密切協(xié)調(diào)，優(yōu)化試驗(yàn)方案、調(diào)整試驗(yàn)順序，開發(fā)了異面載荷處理技術(shù)，設(shè)計了新型支持加載夾具等，保障了各試驗(yàn)項(xiàng)目的順利完成。2018年6月29日，隨著承力部件靜力試驗(yàn)階段最后一項(xiàng)試驗(yàn)——APU安裝系統(tǒng)100%極限載荷試驗(yàn)的順利完成，標(biāo)志著大運(yùn)全機(jī)靜力試驗(yàn)圓滿收官。

大運(yùn)全機(jī)靜力試驗(yàn)的完成，不僅對我國自主設(shè)計的大型軍用運(yùn)輸機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度進(jìn)行了驗(yàn)證，也使我國的全機(jī)強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)跨上了一個新的臺階。

全機(jī)耐久性/損傷容限試驗(yàn)

耐久性/損傷容限試驗(yàn)是通過模擬飛機(jī)在使用中的重復(fù)載荷來暴露飛機(jī)結(jié)構(gòu)薄弱部位，驗(yàn)證結(jié)構(gòu)主要受力構(gòu)件的疲勞特性及損傷容限特性，驗(yàn)證結(jié)構(gòu)損傷的修理方法，為確定飛機(jī)的檢修期、制訂飛機(jī)結(jié)構(gòu)檢修大綱提供試驗(yàn)依據(jù)，保證在役飛機(jī)在壽命周期內(nèi)的使用安全。

試驗(yàn)采用“飛—續(xù)—飛”試驗(yàn)載荷譜進(jìn)行2倍至2.5倍目標(biāo)壽命的耐久性試驗(yàn)，當(dāng)試驗(yàn)進(jìn)行至2倍壽命后主要結(jié)構(gòu)出現(xiàn)裂紋時，耐久性試驗(yàn)結(jié)束。耐久性試驗(yàn)時，艙門關(guān)閉狀態(tài)1個隨機(jī)譜塊（1/10倍壽命期）試驗(yàn)和艙門打開狀態(tài)試驗(yàn)交替進(jìn)行，艙門打開狀態(tài)試驗(yàn)時，斜臺處于放下水平位置，集中施加貨物空投前、后對應(yīng)的載荷情況和循環(huán)次數(shù)。

研制前期，強(qiáng)度所就開始了試驗(yàn)載荷處理和試驗(yàn)技術(shù)攻關(guān)研究，相繼完成了試驗(yàn)策劃、試驗(yàn)總體要求、質(zhì)量保證措施、風(fēng)險分析和預(yù)防措施，以明確試驗(yàn)的總體技術(shù)方案、質(zhì)量保證措施，并預(yù)防或降低試驗(yàn)的風(fēng)險。

在試驗(yàn)前期，根據(jù)試驗(yàn)機(jī)特點(diǎn)及試驗(yàn)周期長的問題，強(qiáng)度所主要進(jìn)行了3項(xiàng)試驗(yàn)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)：

機(jī)翼大變形加載技術(shù)

全機(jī)疲勞試驗(yàn)過程中翼尖變形大，為確保試驗(yàn)加載精度，針對翼尖大變形區(qū)域采用了隨動平臺加載的方式。

隨動加載平臺主要由隨動機(jī)構(gòu)、平臺驅(qū)動結(jié)構(gòu)和位移傳感器組成。試驗(yàn)加載的過程中，隨著機(jī)翼的變形，隨動平臺控制器依據(jù)傳感器信號，控制隨動平臺運(yùn)動，從而保證加載方向的正確。

經(jīng)過驗(yàn)證試驗(yàn)證明，隨動平臺機(jī)構(gòu)運(yùn)動穩(wěn)定、流暢、無卡滯，能夠根據(jù)機(jī)翼的變形，實(shí)時調(diào)整垂向加載方向，保證機(jī)翼載荷施加的準(zhǔn)確性和試驗(yàn)考核的真實(shí)性。

多輪多支柱起落架支持與加載技術(shù)

大運(yùn)飛機(jī)采用多輪多支柱主起落架，在全尺寸飛機(jī)疲勞試驗(yàn)過程中，為保持試驗(yàn)機(jī)靜定支持，要求前中兩個主起落架假輪載荷相等。為了保持試驗(yàn)件的姿態(tài)，保證試驗(yàn)載荷的施加，必須支持并約束試驗(yàn)件。通過起落架將飛機(jī)懸空支持并靜定約束是一種常用的方案。在大運(yùn)全尺寸飛機(jī)疲勞試驗(yàn)過程中，首次采用了均載器聯(lián)合約束方式，使前后主起落架液壓作動筒后端壓力值保持一致，前中起落架的載荷完全相等。

試驗(yàn)在停止或應(yīng)急保護(hù)過程中，前起落架和前中主起落架各約束點(diǎn)的反饋值較大，需要后主起施加部分載荷，與前起落架、前中主起落架共同模擬試驗(yàn)機(jī)的正常停放。針對試驗(yàn)過程中后主起主動加載和試驗(yàn)停止時后主起主動支持的難點(diǎn)，首次引入了多輪多支柱起落架載荷限制技術(shù)。

載荷限制系統(tǒng)主要由測力傳感器、專用液壓作動器和蓄能器組成。在正常試驗(yàn)加載時，通過液壓作動器和與后主起落架假輪連接的測力傳感器對后主起落架施加垂向載荷。在試驗(yàn)停機(jī)以及應(yīng)急保護(hù)過程中，通過蓄能器壓力設(shè)置，限制起落架的載荷，實(shí)現(xiàn)后主起落架的主動支持。

由于多輪多支柱起落架空間位置限制，各主起落架航向載荷施加困難，如采用常規(guī)單向加載方案，加載連接件長，嚴(yán)重影響試驗(yàn)效率。根據(jù)主起落架緩沖器結(jié)構(gòu)布局，設(shè)計了起落架航向加載裝置，采用航向載荷雙向疊加施加技術(shù)，解決了小空間加載難題。

試驗(yàn)實(shí)施加速技術(shù)

大運(yùn)全機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限試驗(yàn)力控加載點(diǎn)195個和1個充壓點(diǎn)，需要的液壓/氣壓系統(tǒng)規(guī)模非常大。如果設(shè)計不合理，會導(dǎo)致系統(tǒng)壓力不足，將影響疲勞試驗(yàn)的效率和可靠性。從節(jié)約能源的角度出發(fā)，也需要優(yōu)化液壓/氣壓系統(tǒng)的設(shè)計和元器件的匹配性。強(qiáng)度所通過大規(guī)模液壓/氣壓系統(tǒng)設(shè)計與高效配置技術(shù)攻關(guān)研究，達(dá)到了優(yōu)化液壓/氣壓系統(tǒng)設(shè)計和匹配性，進(jìn)而提高大運(yùn)全機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限試驗(yàn)效率和可靠性的目的。

液壓系統(tǒng)設(shè)計時，根據(jù)不同加載部位，采用粗細(xì)不同的油路設(shè)計，以滿足加載作動筒流量要求，針對機(jī)翼翼尖長行程作動筒，設(shè)置了粗油管，在左右翼尖各配置了液壓蓄能站，以滿足機(jī)翼大變形瞬時加載的大流量需求。

由于試驗(yàn)機(jī)機(jī)身氣密艙容積大，在充壓試驗(yàn)時會充入大量氣體，風(fēng)險極大。為了降低試驗(yàn)的風(fēng)險，減少充氣的體積，加快充放氣的速度，需要對機(jī)艙進(jìn)行充分填充。因此，研究了一種新的填充技術(shù)，在試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行機(jī)身內(nèi)部檢查時，無需將填充物移出艙外，且填充物與加載設(shè)備空間上嚴(yán)格獨(dú)立，不影響其正常運(yùn)行。強(qiáng)度所通過關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，為大運(yùn)全機(jī)耐久性/損傷容限試驗(yàn)打下了堅實(shí)的基礎(chǔ)。

全機(jī)地面振動試驗(yàn)

全機(jī)地面振動試驗(yàn)也是首飛前必須完成的一項(xiàng)全機(jī)重點(diǎn)試驗(yàn)任務(wù)，目的是測試飛機(jī)主要結(jié)構(gòu)和主操縱面的重要振動模態(tài)，包括各階模態(tài)的振動頻率、振動型態(tài)及結(jié)構(gòu)阻尼系數(shù)，為動力計算模型和動力相似模型的進(jìn)一步修正和飛機(jī)首飛安全性評估提供依據(jù)。

大運(yùn)為懸臂式上單翼、T型尾翼、翼吊發(fā)動機(jī)總體布局，機(jī)翼為典型大展弦比超臨界機(jī)翼，這類飛機(jī)的一階彈性模態(tài)頻率低且低頻模態(tài)密集，對飛機(jī)的懸浮支托和模態(tài)識別與分離都帶來了較大的挑戰(zhàn)。如大運(yùn)在10Hz以下有數(shù)十支振動模態(tài)，且全機(jī)結(jié)構(gòu)模態(tài)密集、頻率相近且耦合明顯，而各類結(jié)構(gòu)和操縱面的安裝間隙和摩擦等非線性因素也為測試帶來了新的困難。

本次試驗(yàn)是國內(nèi)首次進(jìn)行如此大噸位、復(fù)雜構(gòu)型的全機(jī)地面振動試驗(yàn)，技術(shù)難度遠(yuǎn)高于以往，尤其在飛機(jī)支托、模態(tài)識別等方面具有很大的難點(diǎn)，需要解決大型飛機(jī)的懸浮支持和安全保護(hù)問題、機(jī)翼大變形低頻模態(tài)的激勵和識別、機(jī)翼多外掛和T型尾翼引發(fā)的密集模態(tài)或耦合模態(tài)的識別等技術(shù)難題。強(qiáng)度所在試驗(yàn)準(zhǔn)備階段進(jìn)行了大量的研究和技術(shù)攻關(guān)：

大型飛機(jī)的懸浮支持和安全保護(hù)

在本次試驗(yàn)前，國內(nèi)外沒有任何一款空氣彈簧系統(tǒng)能夠滿足本次試驗(yàn)的要求。強(qiáng)度所根據(jù)該型飛機(jī)滿載下支持頻率不大于0.5Hz、起落架保持懸空的支托要求，自主研發(fā)了一套200噸級大型空氣彈簧支持系統(tǒng)，該系統(tǒng)主要由三套80噸空氣彈簧、專用液壓升降底座和位控式空氣彈簧專用充氣裝置等組成，成功解決了飛機(jī)的懸浮支持問題。

機(jī)翼大變形低頻模態(tài)的激勵和識別

為了獲得準(zhǔn)確的機(jī)翼低頻固有模態(tài)，必須使機(jī)翼低頻模態(tài)測試時產(chǎn)生較大變形，以克服機(jī)翼各種間隙、摩擦等非線性影響。改變了傳統(tǒng)激振力配置方式，在機(jī)翼中部配置一對大推力激振器，并配套研制了一套可移動式激振器升降平臺，這樣既提高了機(jī)翼激勵力，使機(jī)翼產(chǎn)生較大變形振動，又能解決激振器“超”行程的問題，降低激振器動圈附加質(zhì)量的不利影響，從而提高了機(jī)翼模態(tài)測試精度，解決了機(jī)翼大變形狀態(tài)下低頻模態(tài)的識別問題。

機(jī)翼多外掛和T型尾翼的密集模態(tài)或耦合模態(tài)的識別

為了解決密集模態(tài)的識別問題，采用了相位共振與相位分離相結(jié)合的試驗(yàn)方法，而對于飛機(jī)結(jié)構(gòu)頻譜中的非密集模態(tài)，直接采用相位共振法獲得模態(tài)識別結(jié)果，對于飛機(jī)頻譜中的密集模態(tài)，則采用窄帶數(shù)學(xué)識別（步進(jìn)正弦法）獲得各階模態(tài)參數(shù)，并利用這些模態(tài)參數(shù)求得與相位共振法對應(yīng)的優(yōu)化激振力矢量，然后進(jìn)行模態(tài)識別及分離。

強(qiáng)度所經(jīng)過13個日夜的連續(xù)奮戰(zhàn)，安全、優(yōu)質(zhì)、提前完成了試驗(yàn)任務(wù)，獲得了客觀、真實(shí)、可靠的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，高純度模態(tài)和良好的正交性，為飛機(jī)首飛安全性評估提供了可靠的數(shù)據(jù)保證。同時，本次試驗(yàn)還具有不少創(chuàng)新點(diǎn)，比如：

安全、可靠的大噸位、自由膜式高壓、低剛度、大位移、多自由度的空氣彈簧設(shè)計

80噸空氣彈簧采用單層高壓橡膠囊連接，主體與貯氣部分分開的設(shè)計形式，具有高壓、低剛度、大位移、多自由度等特點(diǎn)，大大降低了空氣彈簧的剛度和本體高度，解決了本次試驗(yàn)支持頻率要求低、支托點(diǎn)位置距離地面距離小的問題。它的研制成功也填補(bǔ)了國內(nèi)大型空氣彈簧研制的空白，性能指標(biāo)達(dá)到國際領(lǐng)先水平。

大型飛機(jī)空氣支托空氣彈簧專用升降底座設(shè)計

專用液壓升降底座具有自動控制、同步升降等特點(diǎn)，它的成功研制實(shí)現(xiàn)了大型飛機(jī)在支托中各支托點(diǎn)同步升降，大大降低了飛機(jī)支托的風(fēng)險，具有較高的安全性和可靠性，同時提高了大型飛機(jī)的支托效率，使支托飛機(jī)所用時間縮短一半以上，并且操作非常靈活、方便。

強(qiáng)度所科學(xué)構(gòu)建的國際一流的航空強(qiáng)度“積木式”驗(yàn)證體系，提供了一個系統(tǒng)的試驗(yàn)與分析迭代，從飛機(jī)材料的單層級直達(dá)全尺寸結(jié)構(gòu)驗(yàn)證，在千錘百煉中為大運(yùn)保駕護(hù)航，獲得的上萬個精確性能數(shù)據(jù)在大運(yùn)研制中發(fā)揮了重要作用，也為未來型號的強(qiáng)度研究與驗(yàn)證打下了堅實(shí)的基礎(chǔ)。

成績已成為過去，強(qiáng)度所整裝再出發(fā)，將繼續(xù)牢固樹立航空報國情懷，把型號研制扛在肩上，勇做型號攻關(guān)排頭兵，一以貫之、鍥而不舍、扎扎實(shí)實(shí)、腳踏實(shí)地，以實(shí)干綻放風(fēng)采，為建設(shè)新時代航空強(qiáng)國做出更大的貢獻(xiàn)！